RU97479U1 - LOW EMISSION COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE - Google Patents
LOW EMISSION COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE Download PDFInfo
- Publication number
- RU97479U1 RU97479U1 RU2010120720/06U RU2010120720U RU97479U1 RU 97479 U1 RU97479 U1 RU 97479U1 RU 2010120720/06 U RU2010120720/06 U RU 2010120720/06U RU 2010120720 U RU2010120720 U RU 2010120720U RU 97479 U1 RU97479 U1 RU 97479U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flame
- fuel
- air
- heat
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Abstract
Полезная модель относится к области энергетического машиностроения и может быть использована в газотурбинных двигателях (ГТД) типа ГТД-110 стационарной и транспортной энергетики. Достигаемым техническим результатом полезной модели является улучшение эмиссионных характеристик камеры сгорания (КС), повышение эффективности охлаждения ее теплонапряженных участков, а также обеспечение устойчивости горения и высокой полноты сгорания топлива. Согласно полезной модели пилотная горелка каждого фронтового устройства каждого модульного элемента КС выполнена диффузионной, ее лопаточный завихритель выполнен с осевым подводом воздуха, электрические поджигатели установлены в каждой пилотной горелке, а средство защиты от термического воздействия пламенного участка жаровой трубы включает термозащитное покрытие ее внутренней поверхности и систему струйного конвективного воздушного наружного охлаждения цилиндрической стенки. 1 завис, п. ф-лы, 5 ил. The utility model relates to the field of power engineering and can be used in gas turbine engines (GTE) type GTD-110 stationary and transport energy. The technical result achieved by the utility model is to improve the emission characteristics of the combustion chamber (CS), increase the cooling efficiency of its heat-stressed sections, as well as ensure the stability of combustion and high completeness of fuel combustion. According to a utility model, the pilot burner of each front device of each KS modular element is diffusive, its blade swirl is made with axial air supply, electric arsonists are installed in each pilot burner, and the means of protection from thermal effects of the flame section of the flame tube includes a heat-protective coating of its inner surface and the system jet convective air external cooling of a cylindrical wall. 1 hover, p. F-s, 5 ill.
Description
Полезная модель относится к области энергетического машиностроения и может быть использована в газотурбинных двигателях (ГТД) типа ГТД-110 стационарной и транспортной энергетики.The utility model relates to the field of power engineering and can be used in gas turbine engines (GTE) type GTD-110 stationary and transport energy.
Одной из главных проблем на пути развития энергетического газотурбостроения является снижение эмиссии токсичных выбросов оксидов азота (NOx) и продуктов неполного горения (СО, СхНу), образующихся в камере сгорания (КС) газотурбинного двигателя.One of the main problems in the development of energy gas turbine construction is the reduction of the emission of toxic emissions of nitrogen oxides (NO x ) and incomplete combustion products (СО, С x Н у ) formed in the combustion chamber (CS) of a gas turbine engine.
Образование NOx в КС газовой турбины зависит, в основном, от температуры пламени. Для уменьшения эмиссии оксидов азота используется обычно предварительное перемешивание топлива и воздуха с коэффициентом избытка воздуха, при котором температура в зоне горения составляет порядка 1700 К. Достигаемая предварительным перемешиванием гомогенность топливовоздушной смеси обеспечивает отсутствие в зоне горения высокотемпературных зон, являющихся причинами повышенной эмиссии NOx. Основной проблемой при создании КС со сжиганием гомогенных смесей является обеспечение устойчивого горения без срывов, проскоков и низкочастотных пульсаций факела на рабочих режимах, а также поддержание высокой полноты сгорания топлива на пусковых и переменных режимах. Это обеспечивается организацией специальной дежурной зоны с диффузионным горением части топлива при высоких температурах. Для разбавления продуктов сгорания до необходимой по условиям работы газовой турбины температуры в объем жаровой трубы за зоной горения подается вторичный воздух.The formation of NO x in the CS of a gas turbine depends mainly on the flame temperature. To reduce the emission of nitrogen oxides, pre-mixing of fuel and air is usually used with an excess air coefficient at which the temperature in the combustion zone is about 1700 K. The homogeneity of the air-fuel mixture achieved by preliminary mixing ensures the absence of high-temperature zones in the combustion zone, which are the causes of increased NO x emission. The main problem when creating a CS with the combustion of homogeneous mixtures is to ensure stable combustion without interruptions, breakthroughs and low-frequency pulsations of the torch in operating modes, as well as maintaining a high completeness of fuel combustion in starting and variable modes. This is ensured by the organization of a special duty zone with diffusion combustion of a part of the fuel at high temperatures. To dilute the combustion products to the temperature required by the gas turbine operating conditions, secondary air is supplied into the volume of the flame tube behind the combustion zone.
Известна КС ГТД с выходной электрической мощностью, находящейся в пределах 100-130 МВт, двухопорным жестким ротором, выполненным с консольной барабанной секцией компрессора и сварными барабанно-дисковыми секциями компрессора и турбины, содержащая модульных элемента, количество которых находится в пределах 20-22, расположенных по окружности ротора снаружи по отношению к последним ступеням компрессора, причем каждый модульный элемент камеры сгорания содержит силовой корпус, установленные внутри него по меньшей мере одно фронтовое устройство с концентрически расположенными и снабженными выходными насадками цилиндрическими внутренней пилотной горелкой и внешней основной горелкой предварительного смешения, по меньшей мере один электрический поджигатель, а также примыкающую к выходному насадку основной горелки жаровую трубу с пламенным и газоотводным участками, причем входной торец пламенного участка жаровой трубы имеет больший диаметр по отношению к выходному диаметру указанного насадка и соединен с последним посредством кольцевого фланца, между силовым корпусом и всеми фронтовыми устройствами вместе с примыкающими к ним жаровыми трубами предусмотрена кольцевая полость для прохода воздуха, обе - пилотная и основная горелки имеют отдельные кольцевые раздающие коллекторы для подвода топлива и отдельные тракты подвода воздуха с установленными в них лопаточными завихрителями, причем завихритель основной горелки выполнен с радиальным подводом воздуха, а теплонапряженные участки каждой жаровой трубы и каждого фронтового устройства оборудованы средствами защиты их стенок от термического воздействия [1] - ближайший аналог (данный ГТД и КС к нему известны также из патентов [2, 3]).Known gas turbine engine compressor with an output electric power in the range of 100-130 MW, a two-support rigid rotor made with a console drum section of the compressor and welded drum-disk sections of the compressor and turbine, containing modular elements, the number of which is in the range of 20-22, located around the circumference of the rotor outside with respect to the last stages of the compressor, and each modular element of the combustion chamber contains a power housing, at least one front-mounted devices installed inside it o with a concentrically arranged and equipped with outlet nozzles cylindrical internal pilot burner and external main burner of preliminary mixing, at least one electric igniter, and also a fire tube adjacent to the output nozzle of the main burner with flame and gas sections, and the input end face of the flame section of the flame tube has a larger diameter in relation to the output diameter of the specified nozzle and is connected to the latter by means of an annular flange between the power housing and the entire with frontal devices together with adjacent heat pipes, an annular cavity for air passage is provided, both the pilot and main burners have separate annular distributing manifolds for fuel supply and separate air supply paths with bladed swirlers installed in them, and the main burner swirl is made with radial air supply, and the heat-stressed sections of each flame tube and each front device are equipped with means to protect their walls from thermal effects [ 1] - the closest analogue (this GTE and CS to it are also known from patents [2, 3]).
Данной КС присущи следующие недостатки:This COP has the following disadvantages:
- Обе горелки каждого ее фронтового устройства - основная и пилотная являются горелками предварительного смешения. Однако, как уже отмечалось выше, при сжигании гомогенных смесей без специальных мер не обеспечивается устойчивое горение на рабочих режимах, а также поддержание высокой полноты сгорания топлива на пусковых и переменных режимах. В качестве такой меры в [1] предусмотрено установленное по оси фронтового устройства воздушное сопло. При этом предполагается, с одной стороны, предотвратить проскок пламени в зоны смесеобразования путем оттеснения от этих зон высокотемпературных обратных токов, с другой - обеспечить устойчивое горение за счет подачи в зону горения дополнительного воздуха. Такое техническое решение, однако, существенно затрудняет возможность установки в приосевой зоне фронтового устройства форсунок в случае необходимости сжигания резервного жидкого топлива.- Both burners of each of its front-end devices - the main and pilot are pre-mixing burners. However, as noted above, when burning homogeneous mixtures without special measures, stable burning is not ensured at operating conditions, as well as maintaining a high completeness of fuel combustion at start-up and variable modes. As such a measure, an air nozzle installed along the axis of the front-mounted device is provided in [1]. In this case, it is supposed, on the one hand, to prevent the breakthrough of the flame into the mixture formation zones by pushing the high-temperature reverse currents from these zones, and on the other hand, to ensure stable combustion by supplying additional air to the combustion zone. Such a technical solution, however, significantly complicates the possibility of installing nozzles in the axial zone of the front-end device in case of need to burn reserve liquid fuel.
- В КС применено так называемое «пленочное» проникающее воздушное охлаждение жаровой трубы, для реализации которого на ее боковой (цилиндрической) стенке выполнены радиальные отверстия, а под ними со стороны охлаждаемой внутренней поверхности трубы - Г-образные вставки, направляющие проходящий через отверстия воздух тонким слоем (пленкой) вдоль этой поверхности. Как показали проведенные исследования, любое проникающее воздушное охлаждение при сжигании предварительно образованной обедненной топливовоздушной смеси неблагоприятно влияет на эмиссионные характеристики КС и устойчивость горения из-за нарушения однородности смеси и заданного соотношения топливо - воздух.- In KS, the so-called “film” penetrating air cooling of the flame tube is used, for the implementation of which radial holes are made on its lateral (cylindrical) wall, and under them from the side of the pipe’s cooled inner surface are L-shaped inserts directing thin air passing through the holes layer (film) along this surface. As the studies showed, any penetrating air cooling when burning a preformed lean air-fuel mixture adversely affects the emission characteristics of the CS and combustion stability due to violation of the homogeneity of the mixture and the specified fuel-air ratio.
Достигаемым техническим результатом полезной модели является улучшение эмиссионных характеристик КС, повышение эффективности охлаждения ее теплонапряженных участков, а также обеспечение устойчивости горения и высокой полноты сгорания топлива.The technical result achieved by the utility model is to improve the emission characteristics of CS, increase the cooling efficiency of its heat-stressed sections, as well as ensure the stability of combustion and high completeness of fuel combustion.
Это обеспечивается тем, что в КС ГТД с выходной электрической мощностью 100-130 МВт, двухопорным жестким ротором, выполненным с консольной барабанной секцией компрессора и сварными барабанно-дисковыми секциями компрессора и турбины, содержащая 20-22 модульных элемента, расположенных по окружности ротора снаружи по отношению к последним ступеням компрессора, причем каждый модульный элемент камеры сгорания содержит силовой корпус, установленные внутри него по меньшей мере одно фронтовое устройство с концентрически расположенными и снабженными выходными насадками цилиндрическими внутренней пилотной горелкой и внешней основной горелкой предварительного смешения, по меньшей мере один электрический поджигатель, а также примыкающую к выходному насадку основной горелки жаровую трубу с пламенным и газоотводным участками, причем входной торец пламенного участка жаровой трубы имеет больший диаметр по отношению к выходному диаметру указанного насадка и соединен с последним посредством кольцевого фланца, между силовым корпусом и всеми фронтовыми устройствами вместе с примыкающими к ним жаровыми трубами предусмотрена кольцевая полость для прохода воздуха, обе - пилотная и основная горелки имеют отдельные кольцевые раздающие коллекторы для подвода топлива и отдельные тракты подвода воздуха с установленными в них лопаточными завихрителями, причем завихритель основной горелки выполнен с радиальным подводом воздуха, а тепло-напряженные участки каждой жаровой трубы и каждого фронтового устройства оборудованы средствами защиты их стенок от термического воздействия, согласно полезной модели пилотная горелка выполнена диффузионной, ее завихритель выполнен с осевым подводом воздуха, электрические поджигатели установлены в каждой пилотной горелке, а средство защиты от термического воздействия пламенного участка жаровой трубы включает термозащитное покрытие ее внутренней поверхности и систему струйного конвективного воздушного наружного охлаждения цилиндрической стенки.This is ensured by the fact that in a gas turbine engine with an output electric power of 100-130 MW, a two-support rigid rotor made with a console drum section of the compressor and welded drum-disk sections of the compressor and turbine, containing 20-22 modular elements located around the rotor circumference outside with respect to the last stages of the compressor, and each modular element of the combustion chamber contains a power housing, at least one front-mounted device with concentrically located and equipped with at least one electric igniter, as well as a heat pipe adjacent to the output nozzle of the main burner with flame and gas sections, the input end face of the flame section of the flame tube having a larger diameter relative to the output nozzles, by a cylindrical internal pilot burner and an external main burner of preliminary mixing the output diameter of the specified nozzle and is connected to the latter by means of an annular flange, between the power housing and all front devices together with the adjacent The heat pipes connecting to them provide an annular cavity for air passage, both the pilot and main burners have separate annular distributing manifolds for supplying fuel and separate air supply paths with blade swirlers installed in them, the main burner swirl being made with radial air supply, and heat -stressed sections of each flame tube and each front-end device are equipped with means to protect their walls from thermal effects, according to a utility model, a pilot burner in total diffusion, it is configured with an axial swirler air supply, electrically arsonists installed in each pilot burner, and means of protection against thermal effects flame portion of the flame tube Heat protective cover includes an inner surface and an ink jet system of convective air cooling of the outer cylindrical wall.
При этом полость кольцевого топливораздающего коллектора основной горелки может быть разделена сплошными перегородками по меньшей мере на два отсека, к каждому из которых присоединен отдельный подводящий топливопровод, оборудованный расходным регулирующим органом.At the same time, the cavity of the annular fuel-distributing collector of the main burner can be divided by continuous partitions into at least two compartments, each of which is connected to a separate fuel supply line equipped with a consumable regulating body.
Выполнение пилотной горелки в виде горелки диффузионного типа с осевым подводом воздуха в ее завихритель позволяет добиться в режимах запуска и малых нагрузок ГТУ стабильности горения пилотного потока топлива. Повышенная эмиссия оксидов азота, присущая для диффузионным горелкам, в данном случае не является существенным из-за сравнительно небольшой доли сжигаемого в ней топлива.The implementation of the pilot burner in the form of a diffusion type burner with axial air supply to its swirl allows achieving stable combustion of the pilot fuel flow in the start-up and low-load conditions of the gas turbine. The increased emission of nitrogen oxides inherent in diffusion burners in this case is not significant due to the relatively small fraction of the fuel burned in it.
Установка электрических поджигателей в каждой пилотной горелке обеспечивает раздельное воспламенение относительно малого объема газообразного топлива в воздушной среде этой горелки с исключением необходимости практикуемой установки пламяперебросных труб между жаровыми трубами КС.The installation of electric igniters in each pilot burner provides separate ignition of a relatively small volume of gaseous fuel in the air of this burner, eliminating the need for practical installation of flameproof pipes between the flame tubes of the compressor station.
Сочетание струйного воздушного охлаждения наружной цилиндрической стенки и термостойкого покрытия на внутренней стенке пламенного участка жаровой трубы обеспечивает не только надежную защиту ее стенок от высокотемпературного термического воздействия, но и существенно улучшает условия низкотемпературного горения за счет практически полного исключения попадания в пристенную зону горения холодного воздуха.The combination of jet air cooling of the outer cylindrical wall and a heat-resistant coating on the inner wall of the flame section of the flame tube provides not only reliable protection of its walls from high-temperature thermal effects, but also significantly improves low-temperature combustion conditions due to the almost complete exclusion of cold air entering the wall-mounted combustion zone.
Разделение полости кольцевого топливораздающего коллектора основной горелки сплошными перегородками по меньшей мере на два отсека, к каждому из которых присоединен отдельный подводящий топливопровод, оборудованный расходным регулирующим органом, позволяет устанавливать немного различающиеся между собой соотношения топливо - воздух в образующихся таким образом смежных сегментах потока топливовоздушной смеси, поступающего из фронтового устройства в жаровую трубу. Как показали исследования, такое решение обеспечивает возможность устранения или значительного уменьшения уровня пульсаций потока продуктов горения в жаровой трубе из-за различий частотных характеристик параллельно движущихся и взаимодействующих составляющих потока.Dividing the cavity of the annular fuel-distributing manifold of the main burner with continuous baffles into at least two compartments, each of which is connected to a separate fuel supply line equipped with a consumable regulating body, allows you to set slightly different fuel-air ratios in the adjacent segments of the air-fuel mixture flow, which coming from the front of the device into the flame tube. As studies have shown, such a solution provides the ability to eliminate or significantly reduce the level of pulsations of the flow of combustion products in the flame tube due to differences in the frequency characteristics of parallel moving and interacting components of the stream.
Следует отметить, что из других источников информации известно использование в КС пилотной горелки диффузионного типа [4], применение струйного охлаждения жаровой трубы [5] и термозащитное покрытие внутренней поверхности жаровой трубы [6]. Однако каждый из перечисленных известных признаков сам по себе не может решить поставленной задачи достижения указанного выше технического эффекта улучшения эмиссионных характеристик КС, повышения эффективности охлаждения ее теплонапряженных участков, а также обеспечения устойчивости горения и высокой полноты сгорания топлива.It should be noted that from other sources of information it is known to use diffusion type in a pilot burner [4], the use of jet cooling of a flame tube [5] and a thermal protective coating of the inner surface of a flame tube [6]. However, each of the listed well-known signs alone cannot solve the task of achieving the above technical effect of improving the emission characteristics of the CS, increasing the cooling efficiency of its heat-stressed sections, as well as ensuring the stability of combustion and high completeness of fuel combustion.
На фиг.1 изображен ГТД с КС согласно полезной модели; на фиг.2 - КС согласно полезной модели в продольном разрезе; на фиг.3 - вид с фронта на топливораздающий коллектор основной горелки; на фиг.4 - пилотная горелка фронтового устройства в поперечном разрезе; на фиг.5 - расположение отверстий на перфорированном экране струйного воздушного охлаждения жаровой трубы.Figure 1 shows a gas turbine engine with a CS according to a utility model; figure 2 - KS according to the utility model in longitudinal section; figure 3 is a front view of the fuel distribution manifold of the main burner; figure 4 - pilot burner front device in cross section; figure 5 - the location of the holes on the perforated screen of the jet air cooling of the flame tube.
ГТД (фиг.1) содержит двухопорный ротор 1, выполненный с консольной барабанной секцией 2, сварными барабанно-дисковыми секциями 3, 4 компрессора 5 и барабанно-дисковой секцией 6 турбины 7. ГТУ содержит также КС. Последняя содержит двадцать (в данном примере) равномерно расположенных по окружности модульных элементов 8, каждый из которых содержит силовой корпус 9 (фиг.2) и установленные внутри него восемь (в данном примере) фронтовых устройств 10 (показано одно). В каждом из них концентрически расположены центральная пилотная горелка 11 и периферийная основная горелка 12. Основная горелка 12 предварительного смешения работает на газообразном топливе и содержит радиальный кольцевой лопаточный завихритель 13 воздуха, два топливоподвода 14 (фиг.3), каждый из которых оборудован расходным регулирующим органом (на чертеже не показаны). Оба топливоподвода 14 подключены к кольцевому коллектору 15, разделенному сплошными перегородками 16 соответственно на два отсека 17 и 18 (фиг.3), к которым подключены газораздающие каналы 19, пропущенные в тело каждой лопатки завихрителя 13. Пилотная горелка 11 диффузионного типа может работать на газообразном и жидком топливе, причем последнее внутри топливного тракта горелки может смешиваться с водой. Горелка содержит осевой лопаточный завихритель 20 воздуха, топливоподвод 21 газообразного топлива, подключенный к кольцевому коллектору 22 с расположенными по его окружности в осевом направлении газораздающими трубками 23, а также два топливоподвода 24, 25 жидкого топлива и водоподвод 26 (фиг.4). Для распыла жидкого топлива непосредственно, в смеси с водой или только воды предусмотрена форсунка 27, соединенная осевым каналом 28 с топливоподводом 24 жидкого топлива и через кольцевой коллектор 29 и систему осевых каналов 30 - с кольцевым коллектором 31 (фиг.2 и 4), к которому подключены топливоподвод 25 и водоподвод 26. Внутри пилотной горелки 11 установлены два аксиально расположенных запальных устройства 32 (фиг.2 и 4). Обе - основная и пилотная горелки соответственно 12 и 11 снабжены выходными суживающимися насадками соответственно 33 и 34. К выходному насадку 33 основной горелки 12 примыкает жаровая труба со входным пламенным участком 35 и газоотводным участком 36. Стыковка входного торца диаметров D пламенного участка 35 жаровой трубы с выходным торцом диаметра d насадка 33 основной горелки 12 осуществлена посредством кольцевого фланца 37. Между силовым корпусом 9 и всеми фронтовыми устройствами 10 вместе с примыкающими к ним жаровыми трубами предусмотрена кольцевая полость 38 для прохода воздуха. Каждая жаровая труба и теплонапряженные участки фронтового устройства 10 снабжены средствами защиты их стенок от термического воздействия. При этом средство защиты пламенного участка 35 жаровой трубы от термического воздействия включает термозащитное покрытие 39 ее внутренней поверхности и систему струйного конвективного воздушного наружного охлаждения цилиндрической стенки, выполненную в виде замкнутого по торцам цилиндрического перфорированного по цилиндрической поверхности экрана 40, охватывающего с радиальным кольцевым зазором 41 пламенный участок 35 жаровой трубы и входной участок тракта подвода воздуха в основную горелку 12 фронтового устройства 10. Перфорационные отверстия 42 экрана 40 в зоне ввода воздуха в основную горелку 12 фронтового устройства 10 имеют меньший диаметр d1 и расположены более тесно, по сравнению с диаметром d2 перфорационных отверстий 43 экрана 40 в зоне пламенного участка 35 жаровой трубы (фиг.4). Конкретное значение соотношений указанных диаметров и соответствующих шагов s1, s2 между соседними перфорационными отверстиями выбирается при проектировании КС, исходя из требуемого распределения расходов воздуха на горение и разбавление продуктов сгорания (рекомендуемые диапазоны значений d2/d1=4÷6. s2/s1=4÷8). В выходной части стенки охваченного экраном 40 пламенного участка 35 жаровой трубы предусмотрены сквозные отверстия 44 для подачи части воздуха из кольцевой полости 38 на разбавление продуктов сгорания. Средства защиты от термического воздействия остальных теплонапряженных участков, в частности, газоотводного участка 36 и кольцевого фланца 37, а также выходного насадка 34 пилотной горелки 11, выполнены каждое в виде системы проникающего эффузионного воздушного охлаждения их стенок через предусмотренные в этих стенках сквозные капиллярные каналы 45.The gas turbine engine (Fig. 1) contains a double-support rotor 1 made with a cantilever drum section 2, welded drum-disk sections 3, 4 of the compressor 5 and the drum-disk section 6 of the turbine 7. The gas turbine also contains a compressor. The latter contains twenty (in this example) modular elements 8 evenly spaced around the circumference, each of which contains a power housing 9 (Fig. 2) and eight (in this example) front-mounted devices 10 (one shown) installed inside it. In each of them, the central pilot burner 11 and the peripheral main burner 12 are concentrically located. The main premix burner 12 is gaseous fuel and contains a radial annular blade air swirler 13, two fuel supply 14 (Fig. 3), each of which is equipped with a flow regulating body (not shown in the drawing). Both fuel supply 14 are connected to an annular manifold 15, divided by solid baffles 16 into two compartments 17 and 18, respectively (Fig. 3), to which gas-distributing channels 19 are connected, passed into the body of each blade of the swirler 13. The diffusion-type pilot burner 11 can operate on a gaseous and liquid fuel, the latter inside the fuel path of the burner can be mixed with water. The burner contains an axial blade air swirl 20, gaseous fuel supply 21 connected to the annular manifold 22 with gas distribution tubes 23 located along its circumference in the axial direction, as well as two fuel supply 24, 25 of liquid fuel and a water supply 26 (Fig. 4). To spray liquid fuel directly, in a mixture with water or only water, a nozzle 27 is provided, connected by an axial channel 28 to a fuel supply 24 of liquid fuel and through an annular manifold 29 and a system of axial channels 30 with an annular collector 31 (FIGS. 2 and 4), to which the fuel supply 25 and water supply 26 are connected. Inside the pilot burner 11 two axially arranged ignition devices 32 are installed (FIGS. 2 and 4). Both the main and pilot burners, respectively 12 and 11, are equipped with outlet tapering nozzles 33 and 34, respectively. A flame tube with an inlet flame section 35 and a gas outlet section 36 is adjacent to the outlet nozzle 33 of the main burner 12. The joint of the inlet end face of the diameters D of the flame section 35 of the flame tube with with an output end face of diameter d, the nozzle 33 of the main burner 12 is made by means of an annular flange 37. A ring is provided between the power housing 9 and all front devices 10 together with the adjacent heat pipes cavity 38 for air passage. Each flame tube and heat-stressed sections of the front device 10 are equipped with means for protecting their walls from thermal effects. In this case, the means of protecting the flame section of the flame tube 35 from thermal effects includes a thermal barrier coating 39 of its inner surface and a system of jet convective air external cooling of the cylindrical wall, made in the form of a closed at the ends cylindrical perforated along the cylindrical surface of the screen 40, covering with a radial annular gap 41 section 35 of the flame tube and the inlet section of the duct for supplying air to the main burner 12 of the front device 10. Perforating 42 Verstov screen 40 in air input into the main burner zone of the front 12 of the device 10 have a smaller diameter d 1 and are located more closely than the diameter d 2 of the perforations 43 of the screen portion 40 of a combustion zone of the flame tube 35 (Figure 4). The specific value of the ratios of the indicated diameters and the corresponding steps s 1 , s 2 between adjacent perforations is selected during the design of the compressor, based on the required distribution of air flow for combustion and dilution of the combustion products (recommended ranges of values d 2 / d 1 = 4 ÷ 6. S 2 / s 1 = 4 ÷ 8). Through openings 44 are provided in the outlet part of the wall of the flame section 35 of the flame tube covered by the screen 40 for supplying part of the air from the annular cavity 38 to dilute the combustion products. Means of protection from thermal effects of the remaining heat-stressed sections, in particular, the gas outlet section 36 and the annular flange 37, as well as the outlet nozzle 34 of the pilot burner 11, are each made in the form of a system of penetrating effusive air cooling of their walls through the through capillary channels 45 provided in these walls.
КС согласно полезной модели работает следующим образом. Для запуска ГТД ротор 2 турбокомпрессорной группы приводят во вращение от внешнего пускового привода (на чертеже не показан) с тем, чтобы в КС начал поступать воздух, после чего открывают подачу топлива на пилотную горелку 11 и включают электрические поджигатели 32. После выхода ГТД на номинальную частоту вращения, синхронизации электрического генератора (на чертеже не показан), его включения в сеть и набора установленного уровня нагрузки осуществляют подачу топлива в основную горелку 12 через топливоподводы 14 с дальнейшей раздачей его через секции 17, 18 кольцевого коллектора 15 и газораздающие каналы 19 в лопатках завихрителя 13 в межлопаточные каналы указанного завихрителя. Благодаря этому основной поток топлива воспламеняется в жаровой трубе равномерно перемешанным с воздухом и сгорает при температурах, соответствующих минимальной эмиссии NOx. Топливо представляет собой природный газ или попутный нефтяной газ. Может быть также использовано жидкое топливо - керосин или дизельное, подаваемое, как уже отмечалось, в форсунку 27 непосредственно или в смеси с водой (рис.4), которая может дозировано подаваться в указанную форсунку от водоподвода 26 через кольцевой коллектор 29, систему осевых каналов 30 (фиг.2 и 4), коллектор 31 и радиальные сверления в теле форсунки. За счет отбора части выделяющегося при горении топлива тепла на подогрев и испарение воды происходит понижение температуры в зоне горения и соответствующее уменьшение эмиссии NOx. В основной горелке 12 воздух на смешение с топливом поступает через радиальный лопаточный завихритель 13, а в пилотной горелке 11 - через осевой лопаточный завихритель 20. Предварительное смешение газообразного топлива с воздухом в основной горелке 12 осуществляется в кольцевой камере с конфузорным раструбом 33 для предотвращения проскока пламени из жаровой трубы внутрь зоны смешения. Основная часть воздуха, подаваемого компрессором 6 ГТД (фиг.1) в полость 38 КС (фиг.2), проходит напорными струями через перфорационные отверстия 42, 43 (фиг.5) экрана 40. Воздух, прошедший через отверстия 43, идет на струйное наружное охлаждение цилиндрической части пламенного участка 35 жаровой трубы. Часть его, а также воздух, прошедший через отверстия 42, набегает на радиальные лопатки завихрителя 13, обеспечивая интенсивное перемешивание топлива с воздухом для получения гомогенной топливовоздушной смеси с заданным соотношением топливо - воздух. Другая часть воздуха из кольцевого зазора 41 через отверстия 44 сбрасывается в газоотводящий участок 36 жаровой трубы для разбавления продуктов сгорания до температуры, требуемой по условиям входа в первую ступень газовой турбины. Защита внутренней поверхности пламенного участка жаровой трубы 35 осуществляется с помощью керамического термозащитного покрытия 39. Для защиты от высокотемпературного воздействия насадка 34 пилотной горелки 11, кольцевого фланца 37, пламенного участка 35 и газоотводного участка 36 жаровой трубы предусмотрено эффузионное воздушное охлаждение, описанное выше.KS according to the utility model works as follows. To start the gas turbine engine, the rotor 2 of the turbocompressor group is rotated from an external starting drive (not shown in the drawing) so that air begins to flow into the compressor station, after which the fuel supply to the pilot burner 11 is opened and the electric ignitors 32 are turned on. After the gas turbine engine reaches its nominal the frequency of rotation, synchronization of the electric generator (not shown in the drawing), its inclusion in the network and the set of the set load level, supply fuel to the main burner 12 through the fuel supply 14 with its further distribution through sections 17, 18 of the annular collector 15 and gazorazdayuschie channels 19 in the swirler vanes 13 in the interblade channels of said swirler. Due to this, the main fuel stream ignites in the flame tube uniformly mixed with air and burns at temperatures corresponding to the minimum NO x emission. Fuel is natural gas or associated petroleum gas. Liquid fuel can also be used - kerosene or diesel, supplied, as already noted, to the nozzle 27 directly or in a mixture with water (Fig. 4), which can be metered into the specified nozzle from the water supply 26 through the annular collector 29, axial channel system 30 (FIGS. 2 and 4), a manifold 31 and radial drilling in the nozzle body. Due to the selection of part of the heat released during combustion of the fuel for heating and evaporation of water, a decrease in temperature in the combustion zone and a corresponding decrease in NO x emission are observed. In the main burner 12, air mixes with the fuel through a radial blade swirl 13, and in the pilot burner 11 through the axial blade swirl 20. Preliminary mixing of gaseous fuel with air in the main burner 12 is carried out in an annular chamber with a confuser socket 33 to prevent flame penetration from the flame tube into the mixing zone. The main part of the air supplied by the compressor 6 of the gas turbine engine (Fig. 1) to the cavity 38 of the compressor chamber (Fig. 2) passes by pressure jets through the perforations 42, 43 (Fig. 5) of the screen 40. The air passing through the openings 43 goes to the jet external cooling of the cylindrical portion of the flame portion 35 of the flame tube. Part of it, as well as air passing through openings 42, runs onto the radial blades of swirl 13, providing intensive mixing of fuel with air to obtain a homogeneous air-fuel mixture with a given fuel-air ratio. Another part of the air from the annular gap 41 through the openings 44 is discharged into the gas exhaust section 36 of the flame tube to dilute the combustion products to the temperature required by the conditions of entry into the first stage of the gas turbine. The inner surface of the flame section of the flame tube 35 is protected with a ceramic thermally-protective coating 39. To protect against the high-temperature impact, the nozzle 34 of the pilot burner 11, the annular flange 37, the flame section 35, and the gas exhaust section 36 of the flame tube are provided with the effusion air cooling described above.
Источники информации:Information sources:
1. Новый газотурбинный двигатель мощностью 110 МВт для стационарных энергетических установок /Романов В.И. и др. //Теплоэнергетика. 1992. №9, с.15-21.1. A new gas turbine engine with a capacity of 110 MW for stationary power plants / Romanov V.I. et al. // Thermal Engineering. 1992. No. 9, pp. 15-21.
2. Патент UA №73206, F02C 3/04, 2004.2. UA patent No. 73206, F02C 3/04, 2004.
3. Патент UA №68446, F23R 3/34, 2004.3. UA patent No. 68446, F23R 3/34, 2004.
4. Патент RU №2170391, 7 F23R 3/14, 2000.4. Patent RU No. 2170391, 7 F23R 3/14, 2000.
5. Междун. заявка WO 159369 А1, 7 F23R 3/28, 14.02.2001, 16.08.2001.5. Int. WO 159369 A1, 7 F23R 3/28, 02/14/2001, 08/16/2001.
6. Патент RU №2273609, 7 С03С 8/22, 2004.6. Patent RU No. 2273609, 7 C03C 8/22, 2004.
7. Опубликованная заявка RU №2001101150, 7 F23R 3/04, 2001.7. Published application RU No. 200111150, 7 F23R 3/04, 2001.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010120720/06U RU97479U1 (en) | 2010-05-24 | 2010-05-24 | LOW EMISSION COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010120720/06U RU97479U1 (en) | 2010-05-24 | 2010-05-24 | LOW EMISSION COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU97479U1 true RU97479U1 (en) | 2010-09-10 |
Family
ID=42800923
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010120720/06U RU97479U1 (en) | 2010-05-24 | 2010-05-24 | LOW EMISSION COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU97479U1 (en) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2604146C2 (en) * | 2012-01-05 | 2016-12-10 | Дженерал Электрик Компани | Combustion chamber (versions) and method of fuel distribution in combustion chamber |
| RU2619664C2 (en) * | 2013-03-15 | 2017-05-17 | Сименс Акциенгезелльшафт | Cooled composite sheets for gas turbine |
| RU2637164C1 (en) * | 2017-03-28 | 2017-11-30 | Открытое акционерное общество "Всероссийский дважды ордена Трудового Красного Знамени теплотехнический научно-исследовательский институт" | Method for controlling operation of low-toxic combustion chamber module of gas turbine engine |
| RU2687475C1 (en) * | 2018-07-16 | 2019-05-13 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Южно-Уральский государственный университет (национальный исследовательский университет)" | Small-emission circular combustion chamber for gas turbines |
| RU2698150C2 (en) * | 2015-01-19 | 2019-08-22 | Сафран Эркрафт Энджинз | Sealing device between injection system and aircraft gas turbine engine fuel injector |
| RU2757248C1 (en) * | 2020-12-07 | 2021-10-12 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Front device of the annular combustion chamber of a gas turbine installation and the method for its operation |
| CN114811652A (en) * | 2022-01-27 | 2022-07-29 | 南京航空航天大学 | Aero-engine combustion chamber adopting MILD combustion |
| RU2817776C2 (en) * | 2020-06-19 | 2024-04-22 | Ман Энерджи Солюшнз Се | Gas turbine unit with combustion chamber air bypass |
-
2010
- 2010-05-24 RU RU2010120720/06U patent/RU97479U1/en active
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2604146C2 (en) * | 2012-01-05 | 2016-12-10 | Дженерал Электрик Компани | Combustion chamber (versions) and method of fuel distribution in combustion chamber |
| RU2619664C2 (en) * | 2013-03-15 | 2017-05-17 | Сименс Акциенгезелльшафт | Cooled composite sheets for gas turbine |
| US10024182B2 (en) | 2013-03-15 | 2018-07-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Cooled composite sheets for a gas turbine |
| RU2698150C2 (en) * | 2015-01-19 | 2019-08-22 | Сафран Эркрафт Энджинз | Sealing device between injection system and aircraft gas turbine engine fuel injector |
| RU2637164C1 (en) * | 2017-03-28 | 2017-11-30 | Открытое акционерное общество "Всероссийский дважды ордена Трудового Красного Знамени теплотехнический научно-исследовательский институт" | Method for controlling operation of low-toxic combustion chamber module of gas turbine engine |
| RU2687475C1 (en) * | 2018-07-16 | 2019-05-13 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Южно-Уральский государственный университет (национальный исследовательский университет)" | Small-emission circular combustion chamber for gas turbines |
| RU2817776C2 (en) * | 2020-06-19 | 2024-04-22 | Ман Энерджи Солюшнз Се | Gas turbine unit with combustion chamber air bypass |
| RU2757248C1 (en) * | 2020-12-07 | 2021-10-12 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Front device of the annular combustion chamber of a gas turbine installation and the method for its operation |
| CN114811652A (en) * | 2022-01-27 | 2022-07-29 | 南京航空航天大学 | Aero-engine combustion chamber adopting MILD combustion |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2902708B1 (en) | Multi-fuel-supporting gas-turbine combustor | |
| JP6637905B2 (en) | Burners, combustors, and gas turbines | |
| US7260935B2 (en) | Method and apparatus for reducing gas turbine engine emissions | |
| RU2632073C2 (en) | Fuel injection unit and device, containing fuel injection unit | |
| US8959921B2 (en) | Flame tolerant secondary fuel nozzle | |
| RU97479U1 (en) | LOW EMISSION COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE | |
| EP2657611B1 (en) | System for supplying fuel to a combustor | |
| US8464537B2 (en) | Fuel nozzle for combustor | |
| US9222673B2 (en) | Fuel nozzle and method of assembling the same | |
| US20080016876A1 (en) | Method and apparatus for reducing gas turbine engine emissions | |
| US4463568A (en) | Fuel injector for gas turbine engines | |
| JP5775319B2 (en) | Axial multistage premixed combustion chamber | |
| JP2014132214A (en) | Fuel injector for supplying fuel to combustor | |
| CN104870902A (en) | Multi-fuel-capable gas turbine combustor | |
| US10228140B2 (en) | Gas-only cartridge for a premix fuel nozzle | |
| CN105423341B (en) | There is the premixed low emission gas turbine combustion chamber of flame on duty | |
| US20170268786A1 (en) | Axially staged fuel injector assembly | |
| JP6595010B2 (en) | Fuel nozzle assembly having a premix flame stabilizer | |
| JP2018184950A (en) | Dual-fuel fuel nozzle with liquid fuel tip | |
| US11041623B2 (en) | Gas turbine combustor with heat exchanger between rich combustion zone and secondary combustion zone | |
| US9429325B2 (en) | Combustor and method of supplying fuel to the combustor | |
| RU2197685C1 (en) | Burner | |
| KR101041466B1 (en) | The low NOx gas turbine combustor having the multi-fuel mixing device | |
| CN117515592A (en) | Radial grading low-emission combustor and combustion chamber |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD1K | Correction of name of utility model owner | ||
| PD1K | Correction of name of utility model owner |